王 娜 李海慶 徐方濤 陰中煒 張緒虎

（航天材料及工藝研究所，北京 100076）

0 引言

軌/姿控雙組元液體火箭發(fā)動機(jī)是導(dǎo)彈、衛(wèi)星、飛船等航天飛行器的動力核心，由于其小尺寸、快響應(yīng)、高重復(fù)精度等特點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于飛行器的軌道控制和姿態(tài)調(diào)整，實現(xiàn)其精確定位、交會對接和著陸等。

雙組元軌/姿控液體火箭發(fā)動機(jī)的服役工況有如下四個特點(diǎn)：（1）燃?xì)鉁囟雀撸廴鏝TO（四氧化二氮）/MMH（甲級肼）的理論燃燒溫度可達(dá)2 700 ℃］；（2）燃燒產(chǎn)物復(fù)雜，氧化氣氛強(qiáng)；（3）燃?xì)饬魉俑撸ǜ哌_(dá)3 km/s 以上）；（4）多次啟動導(dǎo)致燃燒室經(jīng)受劇烈的冷熱交變。發(fā)動機(jī)推力室的服役環(huán)境十分復(fù)雜、惡劣，常規(guī)金屬材料無法承受，因此，發(fā)展高溫高強(qiáng)抗氧化基體材料和涂層體系十分必要。

隨著航天型號的發(fā)展，對軌/姿控液體發(fā)動機(jī)提出了越來越高的要求，主要包括：（1）提高發(fā)動機(jī)比沖；（2）減輕發(fā)動機(jī)質(zhì)量；（3）延長發(fā)動機(jī)工作壽命和進(jìn)一步提高可靠性。為滿足發(fā)動機(jī)高比沖、輕質(zhì)化、長壽命、高可靠的需求，推力室材料正朝著超高溫、輕質(zhì)化方向發(fā)展，已形成難熔金屬材料（鎢合金、鉬合金、鉭合金、鈮合金）、貴金屬材料（鉑-銠合金、銥）和高性能復(fù)合材料（陶瓷基復(fù)合材料、銥/錸/C-C 材料）三大材料體系［1］。本文主要介紹三大體系材料的研究進(jìn)展，并對推力室材料的發(fā)展趨勢進(jìn)行展望。

1 難熔金屬材料體系研究與應(yīng)用

1.1 國外難熔金屬材料體系研究與應(yīng)用

發(fā)動機(jī)推力室用難熔金屬主要包括鎢合金、鉬合金、鉭合金、鈮合金，其性能優(yōu)缺點(diǎn)見表1。其中，鈮合金具有低于其他難熔金屬的密度、優(yōu)異的高溫強(qiáng)度、良好的塑性和焊接性能等優(yōu)點(diǎn)，是最具發(fā)展?jié)摿Φ碾y熔金屬材料之一。但鈮合金高溫抗氧化能力差，600 ℃左右就迅速發(fā)生“pest”氧化現(xiàn)象，因此必須在其表面涂覆抗氧化涂層，來滿足發(fā)動機(jī)推力室使用要求。

表1 難熔金屬材料性能優(yōu)缺點(diǎn)Tab.1 Advantages and disadvantages of refractory metals

鋁化物和硅化物涂層是國外鈮合金高溫防護(hù)涂層的主要研究體系。鋁化物涂層制備容易，但高溫力學(xué)性能差，熱沖擊下容易開裂甚至剝落，且服役溫度低（一般低于1 200 ℃），使用壽命短，適用于靜載等溫氧化環(huán)境［2］。硅化物涂層具有良好的熱穩(wěn)定性和自愈合性能，使用溫度可達(dá)1 300 ℃以上，是目前國外最常用的鈮合金涂層材料。

國外對鈮合金與涂層材料的研究集中在美國和俄羅斯。美國最常用的鈮合金牌號是C103（Nb-10Hf-1Ti），此外SCb291（Nb-10W-10Ta）、FS-85（Nb-11W-27.5Ta）等也較為常見，常用的硅化物涂層牌號有：R512A（Si-20Cr-5Ti）、R512E（Si-20Cr-20Fe）等［3-4］。俄羅斯常用的鈮合金是Nb521（Nb-5W-2Mo-1Zr）、常用的涂層為硅化鉬（MoSi2）涂層。

C103合金與Nb521合金的物理性能見表2，高溫力學(xué)性能見表3［5］。結(jié)合表2與表3，可看出Nb521合金比C103 合金具有更優(yōu)異的高溫力學(xué)性能，在1 600 ℃下，Nb521 合金的高溫強(qiáng)度是C103 合金的3.4～4.5倍。

幾種涂層的制備技術(shù)與應(yīng)用見表4。美國研制的R512A 與R512E 涂層采用料漿燒結(jié)法，制備工藝簡單，生產(chǎn)周期短，但服役溫度一般低于1 400 ℃，目前已在飛船、航天飛機(jī)等飛行器上得到了廣泛應(yīng)用。俄羅斯研制的MoSi2涂層采用真空電弧沉積與包滲反應(yīng)兩步法，制備工藝較復(fù)雜，生產(chǎn)周期長，但高溫抗氧化性能更優(yōu)，使用溫度可達(dá)1 500 ℃以上，制備的多種規(guī)格發(fā)動機(jī)推力室已在衛(wèi)星、飛船等飛行器上得到了廣泛應(yīng)用。

表2 C103與Nb521物理性能Tab.2 Physical performances of C103 and Nb521 alloys

表3 C103 與Nb521合金的高溫力學(xué)性能［5］Tab.3 High temperature mechanical properties of C103 and Nb521 alloys

表4 鈮合金與硅化物涂層的制備技術(shù)與應(yīng)用情況Tab.4 The preparation technology and application of niobium and silicide coatings

1.2 國內(nèi)難熔金屬材料體系研究與應(yīng)用

我國軌/姿控發(fā)動機(jī)難熔金屬材料推力室已形成了“兩代”產(chǎn)品系列，“第一代”采用鈮鉿合金（NbHf10，89Nb-10Hf-1Ti）基材，“第二代”采用鈮鎢合金（Nb521，Nb-5W-2Mo-1Zr）基材［10］。因鈮鎢合金具有更優(yōu)異的高溫力學(xué)性能，鈮鉿合金正逐漸被鈮鎢合金所替代。

國內(nèi)鈮合金高溫防護(hù)涂層以航天材料及工藝研究所研制的“815”［11］（Si-Cr-Ti 系涂層）與“056”［12］（Si-Cr-Ti-Hf 系涂層）硅化物涂層為代表。相對NbSi2為主的硅化物涂層，MoSi2涂層熔點(diǎn)更高（2 032 ℃，比NbSi2高約100 ℃），與Nb521 合金熱脹系數(shù)相近（鈮鎢合金：7.8×10-6/K，硅化鉬：8.2×10-6/K），在1 600 ℃下抗氧化性能良好等優(yōu)點(diǎn)。因此，航天材料及工藝研究所［13-14］目前也在積極開展Nb521合金涂覆MoSi2涂層的研制。各涂層的制備方法、高溫防護(hù)性能及應(yīng)用情況見表5。與“815”、“056”涂層相比，MoSi2涂層服役溫度更高，使用壽命更長，其應(yīng)用前景將越來越廣泛。

表5 “815”、“056”與硅化鉬涂層的研制情況Tab.5 Current status of“815”，“056”and MoSi2 coatings

基于硅化物類涂層材料本身的物理化學(xué)特性，目前鈮合金涂覆硅化物涂層，其長時穩(wěn)態(tài)工作的最高溫度為1 600 ℃。隨著航天型號的發(fā)展，鈮合金涂覆硅化物涂層已難以滿足發(fā)動機(jī)服役溫度的需求。貴金屬材料因具有更優(yōu)異的高溫力學(xué)和抗氧化性能，于20世紀(jì)80年代開始，受到了國內(nèi)外科研工作者的關(guān)注。美國與歐洲分別集中對銥涂層-錸基材（銥/錸）和鉑-銠合金進(jìn)行材料及工藝方面的研究。

2 貴金屬材料體系研究與應(yīng)用

2.1 國外貴金屬材料體系研究與應(yīng)用

2.1.1 鉑-銠合金

鉑-銠合金具有較高的熔點(diǎn)、優(yōu)異的抗氧化性能、良好的加工性能等特點(diǎn)，于20世紀(jì)80年代被德國宇航公司（Deutsche Aerospace）首次用作軌/姿控發(fā)動機(jī)推力室材料［15］。因其優(yōu)異的高溫抗氧化性能，鉑-銠合金推力室不需要噴涂抗氧化涂層，從而使發(fā)動機(jī)克服了抗氧化涂層壽命的限制，Pt/Rh（10%）推力室最高使用溫度約為1 500 ℃，在此溫度下可承受69.2 h熱點(diǎn)火［16］。

目前，4～400 N 多種規(guī)格的鉑-銠合金推力室已廣泛應(yīng)用于衛(wèi)星推進(jìn)系統(tǒng)的姿控、軌控發(fā)動機(jī)上。其中，10 N 鉑-銠合金推力室（圖1）已在CLUSTER 科學(xué)計劃衛(wèi)星、ARTEMIS 實驗通信衛(wèi)星、AMOS 通信衛(wèi)星、ARABSAT 通信衛(wèi)星、SB 3000 衛(wèi)星等得到了廣泛應(yīng)用［15-16］。

近年來，歐洲航天局正在開展3D 打印鉑-銠合金推力室的研制工作，研制的10 N鉑-銠合金推力室通過了點(diǎn)火溫度1 253 ℃，1 920 s長時燃燒，618次熱點(diǎn)火的地面試車考核，但未有型號應(yīng)用的相關(guān)報道。

圖1 10 N鉑-銠合金推力室Fig.1 The 10 N Pt/Rh thruster

2.1.2 銥/錸材料

20世紀(jì)80年代，美國采用CVD 技術(shù)成功研制了銥/錸發(fā)動機(jī)燃燒室［17］。銥/錸燃燒室以錸作為燃燒室的基體材料，銥作為抗氧化涂層。錸的低溫塑性較好、熔點(diǎn)高（3 180 ℃），但1 000 ℃以上便會發(fā)生明顯的氧化反應(yīng)，形成揮發(fā)性氧化錸（Re2O7）；銥具有很低的氧滲透率，在高溫下無揮發(fā)性氧化物產(chǎn)生，因此銥具有優(yōu)異的高溫抗氧化性能，且銥熔點(diǎn)較高（2 447 ℃），與錸線脹系數(shù)相近（Ir：6.4×10-6/K，Re：6.63×10-6/K），二者匹配熱應(yīng)力較?。?8］，銥是錸理想的高溫抗氧化涂層材料之一。銥/錸推力室取消了液膜冷卻，僅采用輻射冷卻，發(fā)動機(jī)的性能明顯提高，同時節(jié)省了大量的燃料。

銥/錸推力室的成形方法有：化學(xué)氣相沉積（CVD）技術(shù)［17］、粉末冶金（PM）+熔鹽電鑄（ED）技術(shù)［19］、真空等離子噴射（VPS）技術(shù)［20］等。

CVD 法的成形工序為：（1）機(jī)加工鉬芯模；（2）以乙酰丙酮銥為前驅(qū)體，O2、H2為活性氣體，加熱至800 ℃以上，化學(xué)分解形成銥層，厚度可達(dá)100μm 以上，結(jié)構(gòu)致密、厚度均勻；（3）以氯化錸（ReCl5）為前驅(qū)體，在高溫下直接熱解產(chǎn)生錸或氫氣還原產(chǎn)生錸，純度可達(dá)99.99%以上，致密度達(dá)到99.5%以上，厚度可達(dá)毫米級；（4）真空冷卻后，用化學(xué)腐蝕法溶解鉬芯模。工藝流程圖見圖2。

圖2 CVD法制備銥/錸推力室工藝流程圖Fig.2 Flowsheet of CVD process for the iridium/rhenium thruster

“PM+ED”法的成形工序為：（1）高純錸粉經(jīng)壓制、燒結(jié)成致密度為95%～97%的錸毛坯錠；（2）錸毛坯錠經(jīng)熱等靜壓凈近成形錸結(jié)構(gòu)件，經(jīng)電火花加工和打磨成形錸結(jié)構(gòu)成品件，致密度可達(dá)99%以上，厚度可達(dá)3 mm 以上；（3）將錸結(jié)構(gòu)件浸入熔融鹽電鍍槽中作陰極，在錸結(jié)構(gòu)件內(nèi)表面沉積銥涂層，厚度可達(dá)100μm；（4）在錸結(jié)構(gòu)件外表面等離子噴涂高輻射系數(shù)的氧化鉿，加強(qiáng)換熱效率。

銥/錸材料失效的主要原因是錸元素擴(kuò)散進(jìn)入銥層。D.Reed Brian 等人［21］研究發(fā)現(xiàn)銥-錸擴(kuò)散體系符合半無限介質(zhì)擴(kuò)散模型，在擴(kuò)散過程中，主要表現(xiàn)為錸元素通過晶界向銥層中擴(kuò)散。由錸-銥相圖（圖3）可看出，兩者有限互溶，形成不連續(xù)固溶體，在特定溫度下，當(dāng)錸元素在銥固溶體中的固溶量超過一定值，便會形成第二相-固溶錸相。由于錸在1 000 ℃以上便會形成揮發(fā)性氧化錸（Re2O7），銥層中固溶的錸元素氧化揮發(fā)會使銥層出現(xiàn)孔隙，而當(dāng)錸元素在銥固溶體中的固溶量超過一定值形成固溶錸相后，錸相氧化揮發(fā)，銥層中便會出現(xiàn)貫通孔，從而使銥層徹底失去保護(hù)能力，迅速失效［22-23］。經(jīng)試驗驗證，銥層迅速失效的臨界錸固溶量為20%［21］。由于銥涂層不是嚴(yán)格的致密材料，無論采用何種制備工藝，均會存在微觀缺陷，而這些缺陷將為錸原子的擴(kuò)散提供快速通道。此外，銥層晶粒在高溫下伴隨著長大，晶界總長度減少，擴(kuò)散通道縮短，從而使錸元素擴(kuò)散至表面時間減少。因此，提高銥涂層致密度或適當(dāng)增加銥涂層厚度，延長錸元素擴(kuò)散至表面的時間，有助于延長涂層壽命。

圖3 錸-銥相圖Fig.3 Rhenium-iridium phase diagram

美國Ultramet 公司用CVD 法研制了22［22］、62［24］、445 N［25］銥/錸推力室。與鈮合金推力室相比，其壽命增至幾十個小時，使用極限溫度為2 204 ℃，比沖提高 了10～25 s［26］。 Kaiser Marquardt 公 司 采 用Ultramet 公司制備的銥/錸燃燒室，研制的R-4D-14 445 N 遠(yuǎn)地點(diǎn)雙組元液體火箭發(fā)動機(jī)，工作最高溫度為2 200 ℃，比沖高達(dá)（322.2±2）s，壽命超過30 000 s，于1999年、2000年先后應(yīng)用于Hughes 公司制造的601HP和702衛(wèi)星推進(jìn)系統(tǒng)上［27］。

美國TRW 公司［28-29］致力于低成本制造銥/錸燃燒室，在研的TR-312-100 MN 和TR-312-100 YN 發(fā)動機(jī)，采用PM+ED 技術(shù)制備銥/錸燃燒室，在燃燒室內(nèi)表面銥層上電鍍沉積銠涂層，以提高抗氧化性能；在燃燒室外表面銥層上沉積氧化鉿涂層以期獲得更高的熱輻射性。發(fā)動機(jī)采用N2O4/MMH 或N2O4/N2H4為推進(jìn)劑，獲得的真空比沖分別達(dá)325和330 s。

近年來，Aerojet 公司［30］采用ED 法研制了320～935 N 多種規(guī)格的銥/錸推力室，最高真空比沖達(dá)333.5 s。其中，627 N 推力室真空比沖為333 s，通過了2 160 ℃工作溫度下，2 700 s 長時燃燒，89 次熱點(diǎn)火，累計工作時間9 138 s的熱試車考核。

2.2 國內(nèi)貴金屬材料體系研究與應(yīng)用

國內(nèi)對貴金屬材料體系的研究主要集中在銥/錸材料。銥/錸推力室被定義為國內(nèi)第三代軌/姿控發(fā)動機(jī)推力室。

昆明貴金屬研究所從“九五”開始從事CVD 沉積銥/錸材料的研究，研制出的10 N 和490 N 銥/錸發(fā)動機(jī)推力室經(jīng)過了模擬熱試車，其工作溫度和比沖都大大提高［31］。

國防科技大學(xué)采用CVD 法制備錸結(jié)構(gòu)件，采用ED 法制備銥涂層。銥/錸燃燒室已經(jīng)歷了2 000 ℃/30 min 的氧乙炔焰考核，燃燒室內(nèi)壁完好，未發(fā)現(xiàn)任何破壞跡象，喉部直徑保持不變。銥/錸推力室制備技術(shù)達(dá)到了國內(nèi)較高水平。

航天材料及工藝研究所在研制銥/錸材料方面，針對不同推力的推力室采取了不同的工藝方案：（1）針對490、750 N 等推力的推力室，采用粉末冶金技術(shù)制備出高致密度錸材料，并采用真空電弧離子鍍技術(shù)沉積銥涂層，目前已成功在490 N 發(fā)動機(jī)燃燒室內(nèi)外表面制備了銥涂層［32］，并于2015年12月通過了25 000 s 考核試車，發(fā)動機(jī)比沖達(dá)到325 s，最高工作溫度2 160 ℃［33］，490 N發(fā)動機(jī)熱試車前后照片如圖4所示；（2）針對10 N 等推力的推力室，采用CVD 技術(shù)制備錸層，采用真空電弧離子鍍（AIP）技術(shù)沉積銥涂層，目前已完成樣件制備。

目前，鉑-銠合金的服役溫度在1 500 ℃左右，銥/錸材料的服役溫度可達(dá)2 200 ℃左右。貴金屬材料體系的應(yīng)用提高了軌/姿控發(fā)動機(jī)推力室的工作溫度，并取消了液膜冷卻，發(fā)動機(jī)在軌壽命、型號有效載荷等得到了顯著提高。但貴金屬材料存在的主要問題是密度大，如銥/錸推力室材料密度達(dá)21 g/cm3，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)整體質(zhì)量增大，在一定程度上影響了型號的整體載荷。輕質(zhì)化、耐高溫的復(fù)合材料因其質(zhì)量輕、高溫力學(xué)性能優(yōu)異，越來越受到國內(nèi)外研究工作者的關(guān)注。

圖4 490 N銥/錸推力室試車前后照片F(xiàn)ig.4 490 N Iridium/Rhenium thruster before and after heat run

3 復(fù)合材料體系研究與應(yīng)用

3.1 國外復(fù)合材料體系研究與應(yīng)用

3.1.1 陶瓷基復(fù)合材料

陶瓷基復(fù)合材料應(yīng)用于軌/姿控發(fā)動機(jī)推力室，其突出優(yōu)點(diǎn)在于：（1）質(zhì)量輕，比金屬噴管質(zhì)量減輕50% 以上；（2）使用溫度高，最高工作溫度可達(dá)1 800 ℃以上。推力室用陶瓷基復(fù)合材料主要包括C/SiC、SiC/SiC 兩種。其中，C/SiC 復(fù)合材料的熱穩(wěn)定性能優(yōu)于SiC/SiC 復(fù)合材料，而SiC/SiC 復(fù)合材料的抗氧化性能更優(yōu)［34］。

目前，陶瓷基復(fù)合材料推力室主要的制備技術(shù)有：化學(xué)氣相滲透法（CVI）、液相硅浸漬法（LSI）、液相聚合物浸透技術(shù)（LPI）、先驅(qū)體浸漬裂解法（PIP）等，國外陶瓷基復(fù)合材料推力室的研制情況見表6，其最高工作溫度可達(dá)1 700 ℃以上，但由于復(fù)合材料存在燒蝕與氧化問題，目前只能滿足短時高溫工作。研制與陶瓷基復(fù)合材料高界面匹配的高溫抗氧化涂層是解決問題的關(guān)鍵。

表6 國外陶瓷基復(fù)合材料推力室的研制情況Tab.6 The research and development of ceramic matrix composites for thruster chamber in foreign countries

3.1.2 銥涂層-錸基體-C/C支承結(jié)構(gòu)（銥/錸/C-C）材料

C/C 復(fù)合材料密度僅為1.8 g/cm3，力學(xué)性能隨溫度的升高呈上升趨勢，在2 800 ℃惰性氣氛下仍有較高的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，但高溫抗氧化性能差嚴(yán)重限制了其性能潛力的發(fā)揮。銥/錸/C-C 推力室，以薄壁的塑性銥/錸材料為內(nèi)層，C-C 代替錸作支承結(jié)構(gòu)，平均密度小于3 g/cm3，圖5（a）、（b）分別為銥/錸、銥/錸/C-C 推力室的組成示意圖。銥/錸/C-C 推力室綜合了銥/錸良好的高溫強(qiáng)度、長壽命、優(yōu)異的抗氧化性能以及C/C 復(fù)合材料的低密度、高溫、高強(qiáng)的特點(diǎn)，解決了C/C材料高溫下的氣密性問題，同時C/C材料的高溫強(qiáng)度也得以發(fā)揮，在已得到驗證的銥/錸推力室基礎(chǔ)上獲得了優(yōu)異的綜合性能，并降低了成本［41］。

圖5 推力室組成示意圖Fig.5 The schematic diagram of thruster

銥/錸/C-C 推力室的制造方法與銥/錸推力室的制造方法類似（圖6），其基本過程為：首先在具有推力室內(nèi)壁形狀的芯模上制備銥/錸內(nèi)殼，然后在錸層表面編織碳纖維預(yù)制體，通過CVI、PIP等方法增密制備C-C 復(fù)合材料，接著在C-C 復(fù)合材料外表面制備陶瓷涂層或其他涂層，最后去除芯模便可得到銥/錸/C-C推力室。

美國Ultramet 公司已成功研制出銥/錸/C-C 燃燒室［42-43］。1995年對銥/錸/C-C 燃燒室（銥/錸層厚為0.635 mm，C-C 層厚為2.03 mm）進(jìn)行了熱試車，共進(jìn)行了12 次點(diǎn)火，累計歷時622 s。目前尚未見銥/錸/C-C推力室型號應(yīng)用的相關(guān)報道。

圖6 銥/錸/C-C推力室制備過程示意圖Fig.6 Flowsheet of the process the iridium/rhenium/C-C thruster

3.2 國內(nèi)復(fù)合材料體系研究與應(yīng)用

3.2.1 陶瓷基復(fù)合材料

基于復(fù)合材料的優(yōu)異性能，國內(nèi)也較早開展了復(fù)合材料在液體火箭發(fā)動機(jī)推力室上的研制，以上?？臻g推進(jìn)研究所和國防科技大學(xué)為代表，研制情況見表7。目前，國內(nèi)陶瓷基復(fù)合材料推力室主要研究的是C/SiC材料，制備工藝以PIP工藝為主，制備的C/SiC 推力室氧化燒蝕嚴(yán)重，使用壽命短。研制高性能高溫防護(hù)涂層是目前亟待解決的關(guān)鍵問題。

表7 國內(nèi)陶瓷基復(fù)合材料推力室研制情況Tab.7 The domestic research and development of ceramic matrix composites for thruster chamber

3.2.2 銥/錸/C-C材料

國防科技大學(xué)、航天材料及工藝研究所在銥/錸推力室的研究基礎(chǔ)上，開始進(jìn)行銥/錸/C-C推力室的研制。銥/錸/C-C推力室被定義為國內(nèi)第四代軌/姿控發(fā)動機(jī)推力室。銥/錸/C-C材料推力室研制情況見表8。

目前銥/錸/C-C 材料推力室集成度高、制備難度大、生產(chǎn)周期長，并且推力室身部與頭部連接難度大，國內(nèi)制備的銥/錸/C-C 推力室距離型號應(yīng)用還存在較大的差距，制約了銥/錸/C-C 材料的應(yīng)用，因此仍需要從材料制備工藝方面開展深入系統(tǒng)的研究。

表8 銥/錸/C-C材料推力室研制情況Tab.8 The domestic research and development of iridium/rhenium/C-C for thruster chamber

4 結(jié)語

為了適應(yīng)航天發(fā)動機(jī)長壽命、高可靠、高比沖、輕質(zhì)化等性能需求，發(fā)動機(jī)推力室材料需進(jìn)一步向更高服役溫度、更長使用壽命、輕質(zhì)化方向發(fā)展。

（1）鈮合金基材涂覆硅化物涂層材料體系已成熟應(yīng)用，可靠性高。目前，需進(jìn)一步研制輕質(zhì)化鈮合金，減輕推力室質(zhì)量；同時，研制耐溫更高、使用壽命更長的高溫特種防護(hù)涂層（如改性的硅化鉬復(fù)合涂層），提高服役溫度。

（2）銥/錸材料需進(jìn)一步進(jìn)行工程化應(yīng)用研究，解決粉末冶金錸基材的高溫力學(xué)性能問題；同時，進(jìn)一步提高銥涂層性能穩(wěn)定性和可靠性，實現(xiàn)在服役溫度2 000 ℃以上，高比沖、長時穩(wěn)定可靠的發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用。

（3）復(fù)合材料因其質(zhì)量輕、高溫力學(xué)性能優(yōu)異，是未來高性能航天發(fā)動機(jī)推力室材料的重點(diǎn)發(fā)展方向。研究與陶瓷基復(fù)合材料高界面匹配的抗氧化涂層，優(yōu)化應(yīng)用制備工藝，進(jìn)一步提升可靠性和成熟度，是發(fā)展長壽命、高可靠陶瓷基復(fù)合材料推力室的關(guān)鍵；優(yōu)化銥/錸/C-C 推力室的應(yīng)用制備工藝，合理設(shè)計推力室身部與頭部連接工藝，研究與C-C 材料高界面匹配的抗氧化涂層，有望加快銥/錸/C-C 推力室在高性能航天發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用。